CN107140233B - 地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，涉及航天结构设计技术领域。该星箭一体化多功能结构飞行器主要由推进分系统、共用多功能太能帆板、共用多功能服务舱以及有效载荷等组成，其中有效载荷布置在最前端，共用多功能服务舱位于中部，推进分系统位于共用多功能服务舱的底部，系统的后端还与运载器的适配器相连。本发明通过设计共用多功能太能帆板、多功能结构电缆、多功能星箭适配器、多功能结构电池以及多功能结构计算机等一系列新概念多功能结构，实现了结构的深度一体化，有效降低了系统的结构质量和冗余体积，从而大幅提升了卫星的有效载荷比，有利于大幅增强星箭一体化飞行器的性能。

Description

地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器

技术领域

本发明涉及航天结构设计技术领域，具体涉及一种地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器。

背景技术

为了提升空间快速响应能力，发展星箭(卫星和火箭)一体化具有重要的战略意义。星箭一体化具有快速研制、快速集成、快速测试、快速发射和快速入轨等特点，可以应用于各种突发应急状况(例如，自然灾害突发和通信系统发生故障等)，实现卫星的快速发射和空间部署，及时获取灾害情况信息，最大限度地减少灾害损失并组织抗灾救灾。

星箭一体化飞行器为实现最大的效能，要求具备轻巧的结构。可通过降低火箭所运输载荷的质量，例如一体化飞行器中的火箭与卫星，通过共用部分重复的设备和结构，大幅度降低了入轨的冗余质量。但现有星箭一体化中的卫星，其入轨后卫星舱体所对应的载荷比较低，影响了飞行器起飞质量的进一步降低。

现有的卫星载荷比过低的原因：

1)电子设备分别采用独立封装；

2)卫星中繁杂电缆的重量过大，增加了卫星的潜在危险；

3)所用电源系统的外壳过重；

4)太阳能帆板挤占了整流罩的空间，对性能造成损失等等。

因此，急需发展星箭一体多功能结构，以提高卫星载荷比，进而大幅增强星箭一体化飞行器的性能。

发明内容

本发明的目的在于提供一种地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，用于解决现有一体化

结构中所用卫星的有效载荷比低；一体化飞行器性能较差的技术问题。

本发明提供了一种地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，包括：有效载荷、用于调整姿态的侧向喷流环、用于安装和连接地面演示装置的结构电缆板、共用多功能服务舱、多块能在轨展开的多功能太阳能帆板和推进装置；侧向喷流环设置于有效载荷的底面上，有效载荷与侧向喷流环可分离地连接；共用多功能服务舱设置于侧向喷流环的底面上；多功能太阳能帆板设置于共用多功能服务舱的外侧，多功能太阳能帆板设置于地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的±Y方向上；推进装置设置于共用多功能服务舱的底面上；推进装置包括用于储存燃料的储箱、多个姿轨控发动机、末端推发动机和多个用于储存高压气体的气瓶，储箱设置于共用多功能服务舱的底面上；气瓶对称设置于储箱的底面上；姿轨控发动机对称设置于气瓶的外侧并向外喷射气体产生推进力；末端推发动机的轴线与储箱的轴线重合并设置于储箱的底面，末端推发动机向外喷射气体产生推进力。

进一步地，侧向喷流环包括燃料燃烧装置和设置于燃料燃烧装置喷口的喷嘴，侧向喷流环的内壁上设有凹槽，燃料燃烧装置容纳于凹槽内，侧向喷流环侧壁上开设多个沿其径向贯通侧向喷流环侧壁的燃料喷射口，喷嘴正对燃料喷射口设置。

进一步地，共用多功能服务舱包括筒体和用于安装在轨设备的多个单机安装板，单机安装板沿筒体轴向相互间隔设置。

进一步地，姿轨控发动机包括连接管、垂直喷嘴、第一径向喷嘴、第二径向喷嘴、第三径向喷嘴和多个阀体，连接管的一端与气瓶相连通，另一端通过管路分别与垂直喷嘴、第一径向喷嘴、第二径向喷嘴、第三径向喷嘴连通，垂直喷嘴、第一径向喷嘴、第二径向喷嘴、第三径向喷嘴的开口端向外开设，阀体分别设置于垂直喷嘴、第一径向喷嘴、第二径向喷嘴、第三径向喷嘴的管路上。

进一步地，垂直喷嘴的开口垂直储箱向下开设，第一径向喷嘴、第二径向喷嘴和第三径向喷嘴的一端靠近，开口端成扇形展开，第一径向喷嘴、第二径向喷嘴和第三径向喷嘴的轴线两两相邻成30～45°夹角。

进一步地，有效载荷通过载荷安装板与侧向喷流环相连接，载荷安装板下安装载荷安装板分离机构。

进一步地，有效载荷包括弹体、罩设于有效载荷上的屏蔽罩、用于使弹体与载荷推进装置分离的弹体分离机构和用于使载荷推进装置与有效载荷板分离的有效载荷板分离机构，载荷推进装置的底面安装于载荷安装板上，载荷推进装置的周围设置载荷支撑板，载荷支撑板支撑设置于载荷安装板上；有效载荷板分离机构设置于载荷推进装置的顶面上，有效载荷板分离机构的顶面上安装弹体分离机构，所述弹体分离机构的顶面设置所述弹体。

本发明的技术效果：

本发明提供的地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，通过在卫星与火箭的共用服务舱以及火箭的适配器等设计中，采用了多功能太能帆板、多功能结构电缆、多功能适配器等多功能结构，通过应用这些新概念多功能结构，实现了结构的深度一体化，有效降低了设备的结构质量和冗余体积，从而大幅提升了卫星的有效载荷比。

具体请参考根据本发明的地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器提出的各种实施例的如下描述，将使得本发明的上述和其他方面显而易见。

附图说明

图1是本发明优选实施例地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的爆炸立体示意图；

图2是本发明优选实施例中侧向喷流环立体示意图；

图3是本发明优选实施例中共用多功能服务舱立体透视示意图；

图4是本发明优选实施例中单机安装板立体示意图；

图5是本发明优选实施例中载荷安装板立体结构示意图；

图6是本发明优选实施例中推进装置爆炸示意图；

图7是本发明优选实施例中推进装置仰视示意图；

图8是本发明优选实施例中姿态推动发动机立体示意图；

图9是本发明优选实施例中载荷安装板上的表面设备布置示意图；

图10是本发明优选实施例中地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的整体有限元分析模型图；

图11是本发明优选实施例中地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的一阶弯曲振动模态图；

图12是本发明优选实施例地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的本体坐标系定义图。

图例说明：

110、气瓶；120、储箱；130、末助推发动机；140、姿态推动发动机；141、垂直喷嘴；142、第一径向喷嘴；143、第二径向喷嘴；144、第三径向喷嘴；145、阀体；200、多功能太能帆板；300、共用多功能服务舱；310、筒体；320、助推安装板；400、单机安装板；500、结构电缆板；600、载荷安装板；610、载荷支撑板；620、载荷安装板分离机构；630、磁力矩器；700、侧向喷流环；710、燃料喷射口；720、喷嘴；800、有效载荷；810、屏蔽罩；820、弹体；830、弹体分离机构；840、推进装置；850、有效载荷板分离机构；870、载荷推进装置。

具体实施方式

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

本发明通过借助多功能结构，改进传统部件功能单一的局限，大幅度提升公用服务舱的载荷比，从而进一步降低飞行器的起飞质量，并提高了其性能。本发明提供的星箭一体化多功能结构飞行器也可在轨飞行使用。

参见图1，本发明提供的地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，包括有效载荷800、用于调整姿态的侧向喷流环700、用于安装和连接地面演示装置的结构电缆板500、共用多功能服务舱300、多块在轨展开的多功能太阳能帆板和推进装置840；侧向喷流环700设置于有效载荷800的底面，有效载荷800与侧向喷流环700可分离的连接；共用多功能服务舱300设置于侧向喷流环700的底面；多功能太阳能帆板设置于共用多功能服务舱300的外侧；推进装置840设置于共用多功能服务舱300的底面；多功能太阳能帆板设置于地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的±Y方向；

推进装置840包括用于储存燃料的储箱120、多个姿轨控发动机、末端推发动机和多个用于储存高压气体的气瓶110，储箱120设置于共用多功能服务舱300的底面上；气瓶110对称设置于储箱120的底面上；姿轨控发动机对称设置于气瓶110的外侧并向外喷射气体产生推进力；末端推发动机的轴线与储箱120的轴线重合并设置于储箱120的底面，并向外喷射气体产生推进力。

本发明提供的地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，通过将火箭所用推进装置840与卫星结构相结合，在降低飞行器本身载荷的同时，实现对其上所负载的有效载荷800最大程度的加载。该飞行器中结合使用了多种具有集成结构的多功能构件，从而实现了对飞行器整体质量的降低。多功能太能帆板200的展开机构包括锁紧释放装置、主铰链、板间的副铰链、拉力弹簧、释放弹簧和阻尼机构等，通过该展开机构使得圆柱形整流罩可以转换为太阳帆板。

参见图2，优选的，侧向喷流环700侧壁上开设多个沿其径向贯通侧向喷流环700侧壁的燃料喷射口710。侧向喷流环700的内壁上设有凹槽，凹槽内设置燃料燃烧装置，燃料燃烧装置与喷嘴720相连接，通过燃烧燃料产生的推进力，通过与燃料喷射口710正对设置的喷嘴720喷出，从而产生推进力，对该飞行器的姿态等进行微调。侧向喷流环700体积小，结构紧凑，有利于降低整体载荷。为了进一步降低整体载荷，在侧向喷流环700侧壁上开设多个通孔，通孔成对设置于喷嘴720两相对侧。

参见图3，优选的，共用多功能服务舱300包括筒体310、筒体310内沿其轴向相互间隔设置多个单机安装板400，用于安装卫星所需设备，例如侦查相机、测控应答机和数据处理器。参见图4，单机安装板400为切割圆盘。为了降低整体载荷，单机安装板400上不发挥支撑设备作用的部分均可切除，为了保证支撑效果的稳定性，切割需为对称结构。图4中的单机安装板400上分别安装了测控应答机、相机和数据处理器等部件。单机安装板400通过支撑结构固定于共用多功能服务层内。可以在不增加整体载荷的情况下，保证星上在轨所需设备的安装稳定性。筒体310的两端分别安装结果电缆板和助推安装板320。结构电缆板500的顶上安装侧向喷流环700。侧向喷流环700的顶面上安装载荷安装板600，用于对有效载荷800的固定。

共用多功能服务舱300的结构采用以筒体310侧壁为主承力结构，可承载大部分载荷，同时也是共用多功能服务舱300与运载器的过渡段、整流罩前罩、多功能太阳帆板连接和分离的主要部件。

参见图6～7，推进装置840能发挥与火箭类似的作用，为共用多功能服务舱300及其上的有效载荷800的推进提供推动力。储箱120的顶面通过助推安装板320与共用多功能服务舱300相连接，储箱120可以为球体，用于储存整个飞行器中所需燃料。气瓶110安装于储箱120底面的两相对侧。末助推发动机130的一端设置于储箱120底面，并与储箱120轴线相重合。末助推发动机130的两相对侧分别设置姿态推动发动机140。气瓶110的两相对外侧也对称设置姿态推动发动机140。设置于四周的姿态推动发动机140能根据指令进行喷气，从而实现对该飞行器的姿态调整。参见图8，姿态推动发动机140包括连接管、垂直喷嘴141、第一径向喷嘴142、第二径向喷嘴143和第三径向喷嘴144以及用于控制各喷嘴的阀体145。连接管的一端与气瓶110相连通，另一端与各喷嘴的连接管相连通，各喷嘴的连接管上设置有阀体145。垂直喷嘴141垂直储箱120向下开口。两两相邻的第一径向喷嘴142、第二径向喷嘴143和第三径向喷嘴144的轴线成30～45°夹角。第一径向喷嘴142、第二径向喷嘴143和第三径向喷嘴144沿储箱120径向向外开设喷嘴。

参见图5，优选的，有效载荷800通过载荷安装板600与侧向喷流环700相连接。载荷安装板600下安装载荷安装板分离机构620，从而使得当推进装置840将飞行器送入预定轨道后，与之分离。载荷安装板600上设置多个用于支撑有效载荷800的载荷支撑板610，载荷支撑板610垂直载荷安装板600向外延伸，延伸端与有效载荷800相连接。载荷安装板600的顶面上铺设多个磁力矩器630。

在共用多功能服务舱300内部布局的设备包括：安装在载荷安装板600的舱外侧(上表面)的磁力矩器630，以及安装在载荷安装板600的舱内侧(下表面)的X向飞轮、Y向飞轮、Z向飞轮、斜向飞轮、星敏感器控制盒、光纤陀螺组件、GPS接收机及信号处理单元。，其安装结构与现有技术相同。

参见图9，有效载荷800包括弹体820、罩设于有效载荷800上的屏蔽罩810、用于将弹体820与载荷推进装置870分离的弹体分离机构830、用于使载荷推进装置870与有效载荷800板分离的有效载荷板分离机构850。载荷推进装置870的底面设置于载荷安装板600上，载荷推进装置870的周围设置载荷支撑板610，载荷推进装置870的顶面设置有效载荷板分离机构850，有效载荷板分离机构850的顶面上安装弹体分离机构830，弹体分离机构830的顶面设置弹体820。屏蔽罩810罩设于载荷安装板600上。

以下为具体实例：

(1)总体布局与包络尺寸

地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的本体为Φ1200mm×3211mm的近圆柱体形状(含适配器的则为Φ1200mm×3283mm)。最前端布置有所需有效载荷800，例如高分辨率相机、通信天线等，为Φ940mm×1203mm的圆柱体形状；地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的中部为多功能服务舱，为Φ940mm×1916mm的近圆柱体形状；地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器后端与运载器的适配器相连，其适配器的包络尺寸为Φ1200mm×500mm。

在星体的±Y方向各安装有一块多功能太阳电池帆板，在发射阶段收拢于共用服务舱的侧面，其包络尺寸为Φ1200mm×1374mm的圆柱体形状，入轨后展开锁定，单面电池阵为1846mm×1374mm，两只帆板最远端相距3958mm。

地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的本体坐标系定义如下(详见图12)：原点O_b位于系统质心；O_bZ_b轴垂直于服务舱与运载器过渡段对接面，指向有效载荷800，此轴也是地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的纵轴；O_bX_b轴在质心面内，垂直指向共用服务舱多功能太阳电池阵的折形中间板；O_bY_b按右手法则进行确定。本体坐标系O_b-X_bY_bZ_b为与星体固连的直角坐标系。

地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器在发射状态的包络尺寸(本体坐标系)为：1200mm×1200mm×3206mm。在轨运行状态的包络尺寸为：1200mm×1846mm×3958mm。

(2)质量分布

本实施例中，地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的总设计质量为500kg，具体质量分布如表1所示。

表1器件布局与质量明细单

由上表可见，整体质量仅为500kg，对比常规小型火箭的重量(大约900kg～1400kg)和普通小型卫星的重量(大约500kg～1000kg)，该地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的质量有明显的降低。

(3)共用服务舱结构布局

(3.1)主承力结构布局

共用服务舱的结构采用了以主承力舱壁为主、并结合仪器设备安装板的方案。共用服务舱结构主要由主承力舱壁、4块仪器设备安装结构板组成。

共用服务舱的主承力舱壁作为主承力结构承载大部分载荷，同时也是共用服务舱与运载器的过渡段、整流罩前罩、多功能太阳帆板连接和分离的主要部件。仪器安装板包括载荷安装板600、结构电缆板500、单机安装板400和末助推安装板320，其中载荷安装板600用于安装有效载荷800和部分共用服务舱设备，结构电缆板500安装和连接地面演示装置(如天线、摄像头等)，单机安装板400用于安装共用服务舱的大部分仪器设备，末助推安装板320用于安装推进分系统的设备和相关部件。

(3.2)外部设备布局

在地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器共用服务舱外部安装的设备除有效载荷800外，还包括安装在有效载荷800上的其它设备和部件，包括星敏感器、数字太阳敏感器、0-1太阳敏感器、测控天线、GPS天线。设备布局为：星敏感器安装在侧面，0-1太阳敏感器、测控天线、数字太阳敏感器、GPS天线均安装在基座结构上。

在地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器共用服务舱的底部安装有推进系统，详见“推进系统布局”。此外，在服务舱外部安装有多功能太能帆板200及展开机构。

(3.3)共用服务舱内部设备布局

地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器共用服务舱内部设备布局具体情况如下：

在载荷安装板600的舱外侧(上表面)安装的部件有磁力矩器630。

在载荷安装板600的舱内侧(下表面)安装的部件包括：X向飞轮、Y向飞轮、Z向飞轮、斜向飞轮、星敏感器控制盒、光纤陀螺组件、GPS接收机及信号处理单元。

在单机安装板400上表面安装的设备包括：侦查相机、测控应答机和数据处理器。

(3.4)推进系统布局

在末助推安装板320上安装了末助推发动机130、姿轨控发动机、气瓶110、阀件、管路及推进系统电器盒等。推进系统的球形贮箱通过耳片与服务舱壁面上的角形支架相连。在公共服务舱的顶部，有一个直径φ1200mm的侧向喷流段。

(4)载荷段结构布局

载荷段安装在载荷安装板600上，其布局包括有效载荷800、分离结构、储箱120、气瓶110以及有效载荷800安装板600。载荷段为Φ940mm×1203mm的圆柱体形状，有效载荷800为Φ200mm×700mm近似圆锥体，在有效载荷800的底端，有四个稳定翼。有效载荷800及其分离机构安装在有效载荷800安装板600上表面，该板通过四个支撑柱与载荷安装板600连接；有效载荷800安装板600下表面安装有两个储箱120、两个高压气瓶110以及一个喷管。支撑柱与有效载荷800安装板600连接部分为分离机构，以便于将有效载荷800及推进系统分离。有效载荷800及推进系统被Φ940mm圆柱形的屏蔽罩810所封闭，屏蔽罩810与载荷安装板600通过分离机构连接。

(5)多功能太能帆板200及展开机构

多功能太能帆板200及展开机构使得帆板从圆柱形整流罩转换为太阳帆板，其结构包括锁紧释放装置、主铰链、板间的副铰链、拉力弹簧、释放弹簧和阻尼机构。

(6)多功能适配器

多功能适配器为整个地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器提供了安装基座。在进行地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器研制过程中，使用了钢材料作为其替换件进行展示。

(7)结构有限元分析模型

根据CAD模型得到的地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的结构有限元分析模型如图10所示。整星结构有限元分析模型的建立采用ANSYS-APDL参数化语言和CATIA V5设计软件完成。整星参数化模型的建立基于以下原则：确保传力路线完整；确保典型载荷工况的计算实用性；结构件参数化；对结构细节作重要简化；整星有限元建模及分析流程自动化。模型共包括20684个节点，27261个单元，252个参数。为方便结构分析，将整体CAD模型划分为27个组件，使用不同类型的单元对各组件划分网格，共计37种单元(以材料属性和实常数进行区分)，其中包括15种四节点层合壳单元、8种二节点三维梁单元、12种三维质点单元及接触、目标单元各一种。大量使用MPC多点约束的装配对和自由度约束方程处理结构部件之间的连接，共10组装配/耦合对，共计2254个目标单元、613个接触单元，2064个自由度耦合方程。这些连接对主要包括(1)载荷板与上筒壁装配(2)弹头底部与载荷板装配(3)上筒壁与板3装配(4)前框与板3装配(5)下筒壁与前框装配(6)板2与下筒壁装配(7)板1与下筒壁装配(8)贮箱与下筒壁装配(9)帆板与前框装配(10)帆板与底板装配(11)适配器与上部结构装配。结构分析中将星上仪器设备、气瓶110、喷管等视为惰性质量，它们对结构整体的刚度几乎没有贡献，以三维质量点单元模拟，其中又分为集中质量和分布质量两种形式，共计5752个质点单元，并使用3048个自由度约束方程模拟它们与主结构之间的连接。

为便于对模型进行模型修改、扩展和调整，使用了模块化的建模思想和ANSYS-APDL参数化方式建立模型，并针对整星结构有限元分析任务开发了专门的节点自由度耦合程序包，该程序能在已给出需耦合自由度节点的情况下自动完成自由度耦合，效率高、计算稳定，相比MPC多点约束算法具有更高的计算效率。

利用所建立的结构有限元分析模型，计算了地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的前10阶固有模态，其中第一阶弯曲振动模态计算结果如图11所示。在计算过程中，为与实际情况保持一致，边界约束条件设为适配器底端面固支。由图11可知，所设计的地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的一阶频率为31.887Hz。

本领域技术人员将清楚本发明的范围不限制于以上讨论的示例，有可能对其进行若干改变和修改，而不脱离所附权利要求书限定的本发明的范围。尽管己经在附图和说明书中详细图示和描述了本发明，但这样的说明和描述仅是说明或示意性的，而非限制性的。本发明并不限于所公开的实施例。

通过对附图，说明书和权利要求书的研究，在实施本发明时本领域技术人员可以理解和实现所公开的实施例的变形。在权利要求书中，术语“包括”不排除其他步骤或元素，而不定冠词“一个”或“一种”不排除多个。在彼此不同的从属权利要求中引用的某些措施的事实不意味着这些措施的组合不能被有利地使用。权利要求书中的任何参考标记不构成对本发明的范围的限制。

Claims (7)

1.一种地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，其特征在于，包括：有效载荷、用于调整姿态的侧向喷流环、用于安装和连接地面演示装置的结构电缆板、共用多功能服务舱、多块能在轨展开的多功能太阳能帆板和推进装置；

所述侧向喷流环设置于所述有效载荷的底面上，所述有效载荷与所述侧向喷流环可分离地连接；

所述共用多功能服务舱设置于所述侧向喷流环的底面上；

所述多功能太阳能帆板设置于所述共用多功能服务舱的外侧，所述多功能太阳能帆板设置于所述地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器的±Y方向上；

所述推进装置设置于所述共用多功能服务舱的底面上；

所述推进装置包括用于储存燃料的储箱、多个姿轨控发动机、末端推发动机和多个用于储存高压气体的气瓶，所述储箱设置于所述共用多功能服务舱的底面上；

所述气瓶对称设置于所述储箱的底面上；所述姿轨控发动机对称设置于所述气瓶的外侧并向外喷射气体产生推进力；所述末端推发动机的轴线与所述储箱的轴线重合并设置于所述储箱的底面，所述末端推发动机向外喷射气体产生推进力。

2.根据权利要求1所述的地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，其特征在于，所述侧向喷流环包括燃料燃烧装置和设置于所述燃料燃烧装置喷口的喷嘴，所述侧向喷流环的内壁上设有凹槽，所述燃料燃烧装置容纳于所述凹槽内，所述侧向喷流环侧壁上开设多个沿其径向贯通所述侧向喷流环侧壁的燃料喷射口，所述喷嘴正对所述燃料喷射口设置。

3.根据权利要求1所述的地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，其特征在于，所述共用多功能服务舱包括筒体和用于安装在轨设备的多个单机安装板，所述单机安装板沿所述筒体轴向相互间隔设置。

4.根据权利要求1所述的地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，其特征在于，所述姿轨控发动机包括连接管、垂直喷嘴、第一径向喷嘴、第二径向喷嘴、第三径向喷嘴和多个阀体，所述连接管的一端与所述气瓶相连通，另一端通过管路分别与所述垂直喷嘴、所述第一径向喷嘴、所述第二径向喷嘴、所述第三径向喷嘴连通，所述垂直喷嘴、所述第一径向喷嘴、所述第二径向喷嘴、所述第三径向喷嘴的开口端向外开设，所述阀体分别设置于所述垂直喷嘴、所述第一径向喷嘴、所述第二径向喷嘴、所述第三径向喷嘴的管路上。

5.根据权利要求4所述的地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，其特征在于，所述垂直喷嘴的开口垂直所述储箱向下开设，所述第一径向喷嘴、所述第二径向喷嘴和所述第三径向喷嘴的一端靠近，开口端成扇形展开，所述第一径向喷嘴、所述第二径向喷嘴和所述第三径向喷嘴的轴线两两相邻成30～45°夹角。

6.根据权利要求1所述的地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，其特征在于，所述有效载荷通过载荷安装板与所述侧向喷流环相连接，所述载荷安装板下安装载荷安装板分离机构。

7.根据权利要求6所述的地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器，其特征在于，所述有效载荷包括弹体、罩设于所述有效载荷上的屏蔽罩、用于使所述弹体与载荷推进装置分离的弹体分离机构和用于使所述载荷推进装置与有效载荷板分离的有效载荷板分离机构，

所述载荷推进装置的底面安装于载荷安装板上，所述载荷推进装置的周围设置载荷支撑板，所述载荷支撑板支撑设置于所述载荷安装板上；所述有效载荷板分离机构设置于所述载荷推进装置的顶面上，所述有效载荷板分离机构的顶面上安装弹体分离机构，所述弹体分离机构的顶面设置所述弹体。